专利名称：带矢量喷管的激光推进飞行器的制作方法
技术领域：
本发明涉及航空航天激光推进领域，特别是一种光束方向与推力方向不相关的激光推进飞行器。
背景技术：
激光推进是利用高能激光与工质相互作用产生的高温高压等离子体气流的反作用力推动飞行器前进的新概念推进技术。与传统的化学推进系统相比，激光推进系统有三个特点首先飞行器无需自身携带能源供给系统，飞行器所需能量可由远距离传输过来的高能激光提供；其次，激光辐射所提供的能量突破了燃烧温度的限制，比冲很高；最后，激光推进系统对工质要求低，可以不采用传统的化学火箭推进剂作为工质。目前仅有美国Myrabo设计了完整的激光推进飞行器-光船，并对其申请了专利(Myrabo L N, Laser propelled vehicle, US Patent 6488233B1，2002)。光船能以吸气模式和火箭模式工作，主要包括前部、后部和环形护套等部件。前部呈圆拱形，其边沿可作为发动机进气口。后部为一抛物线绕平行于对称轴的直线旋转而成的抛物面，抛物面既可反射激光，将激光聚焦于环线上，又可作为气体膨胀表面，成为塞式喷管的一部分。环形护套和后部旋转抛物面共同组成塞式喷管。塞式喷管是产生推力的主要结构。光船的聚焦镜与喷管共用，具有如下缺点(1)激光光束必须和光船对称轴重合，否则会影响激光聚焦；(2)喷管内的高速粒子流会冲刷喷管，破坏聚焦镜面；C3)喷管与聚焦镜在设计上难以做到最优化，会顾此失彼；(4)推力与光船对称轴平行，不具备推力矢量控制能力。另一种简单的激光推进飞行器为“钟”形飞行器。飞行器推进系统主要由钟型喷管组成，喷管内表面为一抛物线沿其对称轴旋转而成的面。喷管内表面做抛光处理，以反射激光。喷管内表面将平行于喷管轴线射入的激光聚焦在抛物面焦点处，靠击穿喷管内工质产生爆轰波以产生推力。这种飞行器的缺点和光船的缺点类似。俄罗斯Ageichik等人提出了 “空天激光推进发动机”(ASLPE，Airspace LaserPropulsion Engine)的概念。由ASLPE构成的飞行器在制造和功能上将推进系统的光学单元和发动机分离。激光束通过由两面反光镜组成的光束校正系统后射入旋转抛物面反射镜，经反射后激光束成为环聚焦光束。在光束聚焦之前，有一圆环形反光镜将光束由环聚焦改变为点聚焦，其焦点在发动机喷管内。飞行器推力方向与光束方向无关，具有推力矢量控制能力。但是，ASLPE的喷管上有开口以引入激光，这会给飞行器带来两个问题(1)工质从喷管开口处逸出，给飞行器其他部件带来污染；( 喷管开口限制飞行器推力的提高。2006年，唐志平提出了分离式全方位接收激光推力器并申请了专利(中国国家发明专利，公开号CN 1970389A)。分离式全方位接收激光推力器包括光学系统，推进剂贮箱，燃烧室及喷管。燃烧室的一侧开有透明圆形窗口，激光光束经光学系统汇聚并通过窗口进入燃烧室中心位置。燃烧室内的推进剂被激光点燃后从喷管喷出产生向前的推力。该推力器的主要缺点是燃烧室的透明圆形窗口所处环境恶劣，既要承受强激光产生的热效应，又要经受高温燃气的冲刷与传热，因此窗口材料容易损坏。
发明内容
本发明要解决的技术问题是，针对现有技术存在的缺陷，为航天发射以及邻近空间飞行提供一种推力方向与激光束方向不相关，发动机无污染，对推力室的激光入射窗口性能要求低的激光推进飞行器。本发明的技术方案是所述激光推进飞行器包括有效载荷及控制仪器舱1、推进剂贮箱2、平面反射镜3、凹抛物面反射镜4、凸抛物面反射镜5、高透射率平板玻璃6、激光推进发动机7。有效载荷及控制仪器舱1位于飞行器的头部，推进剂贮箱2位于飞行器中部，与有效载荷及控制仪器舱1相邻。凹抛物面反射镜4和凸抛物面反射镜5位于飞行器腹部靠后的位置，两者共轴线和焦点。在凸抛物面反射镜5的下方是高透射率平面玻璃6，为圆形平面玻璃，直径比凹抛物面反射镜略大，嵌于飞行器腹部壳体。在凹抛物面反射镜4的顶部是平面反射镜3。高透射率平面玻璃6可让高能激光通过并防止外界气流影响凹抛物面反射镜4和凸抛物面反射镜5。平面反射镜3将激光引入位于飞行器尾部的激光推进发动机7。其中，凹抛物面反射镜4与凸抛物面反射镜5位于飞行器腹部，两者共轴线和焦点，可将沿轴线入射的平行光束的光斑缩小，但不改变光束方向。凹抛物面反射镜4的直径稍大于入射的激光光束直径，凸抛物面反射镜5的直径则可决定窄缩后的光束直径。在飞行器内，凹抛物面反射镜4和凸抛物面反射镜5为活动部件，与其他部件之间有一定间隙。凹抛物面反射镜4和凸抛物面反射镜5在转动时保持相对位置不变(共轴共焦点)，其轴线与高透射率平面玻璃6法线之间的夹角可达30度左右。在飞行器飞行过程中，凹抛物面反射镜4与凸抛物面反射镜5可以不断的转动以指向光束方向。为了让飞行器保持良好的气动外形同时屏蔽外部气流对飞行器内部光学器件的影响，在飞行器腹部装有高透射率平面玻璃6。从地基激光器发出的激光束经过大直径的凹抛物面反射镜4及凸抛物面反射镜5汇聚后，将激光窄缩成光斑直径为数十厘米的光束。平面反射镜3可以改变窄缩光束的方向，使光束进入激光推进发动机7。光束通过发动机顶部的平面透镜8进入发动机推力室，推力室内有锥形抛物面反光镜9及凸面反光镜10将激光聚焦。推进剂在发动机喷管喉部附近被激光击穿形成等离子体。经过激光加热的推进剂沿喷管喷出产生推力推动飞行器前进。平面反射镜3可沿激光推进发动机7的对称轴移动以对准窄缩光束光斑，并可调整姿态将窄缩光束反射到发动机推力室。在凹抛物面反射镜4与凸抛物面反射镜5转动过程中，可以通过调节平面反射镜5的位置与角度让激光推进发动机7的位置保持不变。当推力方向需要改变以实现推力矢量控制时，可以通过转动平面反射镜5和激光推进发动机7来实现。转动时，激光推进发动机7的轴线与平面反射镜5始终位于一条直线，激光推进发动机7的轴线与飞行器纵轴之间的夹角达10到15度。平面反射镜3及平面透镜8的直径略大于激光光斑，激光的功率密度小于平面透镜8的破坏阈值。飞行器的推进系统可采用单发动机推进系统或双发动机推进系统。在双发动机推进系统中，窄缩的激光束首先被楔形分光镜11分成两束激光，然后分别经平面反射镜3引入激光推进发动机7。
该飞行器的优点在于(1)镜面大小可根据激光束的大小及功率而定，对推力室的激光入射窗口性能要求低( 将推力矢量方向与光束方向解耦，消除了光束方向对推力矢量的限制，实现了推力矢量控制；C3)飞行器具有良好的气动外形；(4)适应性强，既可用连续波激光也可用脉冲激光为飞行器提供能量。
图1是激光推进飞行器示意图；图2是单发动机推进系统示意图；图3是双发动机推进系统示意图。
具体实施例方式参见附图1 3，在该实施例中，带矢量喷管的激光推进飞行器由100MW级的地基激光器提供能量，可从地面发射进入200km高度的近地轨道。飞行器长约7m，宽约3m，高约2m，其外形类似于美国的航天飞机轨道器，不过机身稍为扁平。飞行器的壳体由高强度的铝铜合金制成。在推进剂贮箱2内装满液氢作为推进剂，液氢质量约占飞行器总质量的60 70%。凹抛物面反射镜4的直径约lm，其由轻质、变形量小的材料制成，在凹面涂有高反射率薄膜。凸抛物面反射镜5和平面反射镜3由反射率高、散热快的材料制成，在镜上还装有水冷主动冷却装置。经凸抛物面反射镜5反射后，光束直径为20cm左右。凹抛物面反射镜4和凸抛物面反射镜5可以转动一定角度，受到飞行器壳体的限制，正反方向的最大转动角度约为27°。激光推进发动机7的尺寸由平面透镜8决定。平面透镜8的直径为20cm，其镜片的破坏阈值为^3kW/cm2，可让90MW的激光通过。飞行器总质量为1000kg，发动机比冲为700s。发射时，飞行器经过约1300km的飞行后进入200km的近地轨道，其有效载荷为100kg。
权利要求
1.带矢量喷管的激光推进飞行器，包括有效载荷及控制仪器舱(1)，推进剂贮箱0)，平面反射镜(3)，凹抛物面反射镜G)，凸抛物面反射镜(5)，高透射率平板玻璃(6)及激光推进发动机(7)，其特征在于有效载荷及控制仪器舱(1)位于飞行器的头部，推进剂贮箱(2)位于飞行器中部，与有效载荷及控制仪器舱(1)相邻；凹抛物面反射镜(4)和凸抛物面反射镜(5)位于飞行器腹部靠后的位置，两者共轴线和焦点；在凸抛物面反射镜(5)的下方是高透射率平面玻璃(6)，为圆形平面玻璃，直径比凹抛物面反射镜略大，嵌于飞行器腹部壳体；在凹抛物面反射镜(4)的顶部是平面反射镜(3)。
2.根据权利要求1所述的带矢量喷管的激光推进飞行器，其特征在于，凹抛物面反射镜(4)与凸抛物面反射镜(5)位于飞行器腹部，两者共轴线和焦点，凹抛物面反射镜(4)的直径稍大于入射的激光光束直径，凸抛物面反射镜(5)的直径决定窄缩后的光束直径，凹抛物面反射镜(4)和凸抛物面反射镜( 为活动部件，与其他部件之间有一定间隙，凹抛物面反射镜(4)和凸抛物面反射镜( 在转动时保持相对位置不变，其轴线与高透射率平面玻璃(6)法线之间的夹角达30度左右。
3.根据权利要求1所述的带矢量喷管的激光推进飞行器，其特征在于，当推力方向需要改变以实现推力矢量控制时，可以通过转动平面反射镜(5)和激光推进发动机(7)来实现，转动时，激光推进发动机(7)的轴线与平面反射镜(5)始终位于一条直线，激光推进发动机(7)的轴线与飞行器纵轴之间的夹角达10到15度，平面反射镜C3)及平面透镜(8)的直径略大于激光光斑，激光的功率密度小于平面透镜(8)的破坏阈值。
4.根据权利要求1所述的带矢量喷管的激光推进飞行器，其特征在于，飞行器的推进系统可采用单发动机推进系统或双发动机推进系统；双发动机推进系统中，窄缩的激光束首先被楔形分光镜(11)分成两束激光，然后分别经平面反射镜(3)引入激光推进发动机⑵。
全文摘要
本发明提出了一种带矢量喷管的激光推进飞行器。该激光推进飞行器包括有效载荷及控制仪器舱(1)、推进剂贮箱(2)、平面反射镜(3)、凹抛物面反射镜(4)、凸抛物面反射镜(5)、高透射率平板玻璃(6)、激光推进发动机(7)。有效载荷及控制仪器舱位于飞行器的头部，推进剂贮箱位于飞行器中部，与有效载荷及控制仪器舱相邻。凹抛物面反射镜和凸抛物面反射镜位于飞行器腹部靠后的位置，两者共轴线和焦点。在凸抛物面反射镜的下方是高透射率平面玻璃，为圆形平面玻璃，直径比凹抛物面反射镜略大，嵌于飞行器腹部壳体。在凹抛物面反射镜的顶部是平面反射镜。本发明为航天发射以及邻近空间飞行提供了一种推力方向与激光束方向不相关，发动机无污染，对推力室的激光入射窗口性能要求低的激光推进飞行器。
文档编号B64G1/40GK102390547SQ20111029387
公开日2012年3月28日 申请日期2011年10月8日 优先权日2011年10月8日
发明者何振, 刘泽军, 吴建军, 张代贤, 张锐, 晏政 申请人:中国人民解放军国防科学技术大学